一种多轮系飞机刹车系统及余度控制方法与流程

本发明属于航空制动系统控制，具体是一种多轮系飞机刹车控制系统的余度控制方法。

背景技术：

1、现代飞机都设置了各类减速装置，刹车系统是飞机重要的减速手段，刹车系统的可靠性直接关系着飞机的起降安全。目前国内外飞机多采用双余度电传刹车系统架构，提升刹车系统的可靠性，这种双余度电传刹车系统的核心控制部件为防滑刹车控制盒。

2、公开号为cn115432177a的发明创造中公开了一种双双余度结构的飞机防滑刹车控制系统，该发明中公开了飞机刹车系统采用主/备控制方式，防滑刹车控制盒中的主控制通道、备份控制通道都可独立完成飞机防滑刹车控制。当主控制通道工作正常时，主控制通道工作，当主控制通道工作异常时，备份控制通道工作。

3、2019-07-12在中国北京召开的《第十六届中国航空测控技术年会》公开的《第十六届中国航空测控技术年会论文集》中《一种防滑刹车控制盒的余度设计》，提出了基于余度设计的防滑刹车控制盒控制策略，具体是：防滑刹车控制盒由主、备两块控制板和一块接口板组成，主控制板控制刹车系统的主通道，备控制板控制刹车系统的备通道。当刹车系统的主控制板发生任一故障且备控制板正常时，直接切换使用备控制板进行刹车控制；当刹车系统的主控制板发生任一故障，且备控制板也发生任一故障时，则整个防滑刹车控制盒故障，丧失全部刹车功能。

4、以上公开的飞机刹车系统余度控制方式均只能进行独立的主刹车控制或备刹车控制，具体是：在主刹车控制发生任一故障且备刹车控制未发生故障的情况下，使用备刹车控制；在主刹车控制发生任一故障且备刹车控制发生任一故障的情况下，舍弃全部刹车功能。

5、公开号为cn117445883a的发明创造中公开了一种双余度飞机刹车控制系统主备识别切换方法，该发明中公开的飞机刹车控制系统余度设计方法具体是：正常刹车控制单元完成主刹车控制，备用控制单元完成备份刹车控制，在正常刹车控制单元和备用刹车控制单元均故障时，对正常控制单元和备用控制单元的故障数量和每种故障信息对应的预设故障等级进行比较，选择故障等级低的刹车控制单元，作为飞机刹车控制系统的控制余度。这种控制方式虽然进行了正常控制单元与备用控制单元故障等级的比较，但是依然只能进行独立的主刹车控制或备刹车控制。

6、以上公开的飞机刹车系统余度控制方式使系统容错能力小，在刹车系统仍具备刹停飞机能力的情况下，放弃使用刹车。导致刹车系统余度利用率低，使飞机刹车系统可靠性大大降低，尤其对多轮系飞机，严重影响飞机的制动安全。

技术实现思路

1、为克服现有技术中存在的飞机刹车系统容错能力小，未能最大限度使用刹车能力的不足，本发明提出一种多轮系飞机刹车系统及余度控制方法。

2、本发明提出的多轮系飞机刹车系统包括主控制盒、备控制盒、刹车指令传感器、机轮速度传感器、压伺服系统和刹车压力传感器；通过控制系统中与主控制盒连接的各部件的第一余度，完成多轮系飞机刹车系统的主刹车；通过控制系统中与备控制盒连接的各部件的第二余度，完成多轮系飞机刹车系统的备刹车；

3、所述多轮系飞机刹车系统的主起落架的机轮为三排，分别是前排、中排和后排；每排中有四个机轮。前排机轮自左至右依次标记为左前1#、左前2#、右前1#和右前2#；中排机轮自左至右依次标记为左中1#、左中2#、右中1#和右中2#；后排机轮自左至右依次标记为左后1#、左后2#、右后1#和右后2#。

4、其特征在于：

5、所述主控制盒完成飞机刹车系统的主刹车控制，根据飞机主机轮布局和刹车系统结构，形成了三个控制通道：第一控制通道控制前排的4个机轮刹车，第二控制通道控制中排的4个机轮刹车，第三控制通道控制后排的4个机轮刹车。

6、所述备控制盒完成飞机刹车系统的备刹车控制，根据飞机主机轮布局和刹车系统结构，形成了三个控制通道，第一控制通道控制前排的4个机轮刹车，第二控制通道控制中排的4个机轮刹车，第三控制通道控制后排的4个机轮刹车。

7、所述主控制盒与备控制盒对应的各控制通道之间通过各控制通道中通讯模块上的总线接口，完成主控制通道刹车数据与对应的备控制通道的刹车数据互传；所述主控制盒与备控制盒之间通过信息综合模块上的总线接口，完成主刹车数据与备刹车数据的互传。

8、所述主控制盒包括两个电源模块、三个控制通道和一个信息综合模块；所述电源模块结构相同，分别是主电源模块和备电源模块；该主电源模块和备电源模块互为余度。通过所述两个电源模块接收飞机电源的供电，并根据需要转换该电源电压，为刹车系统各部件和控制盒中各模块提供供电。

9、所述三个控制通道均由1个数据采集模块、1个驱动控制模块、1个故障检测模块和1个通讯模块组成。

10、各控制通道中的数据采集模块结构相同。通过各所述数据采集模块采集输入的飞机驾驶员刹车指令、飞机机轮速度传感器和飞机机轮刹车压力数据，其中第一控制通道数据采集模块采集飞机前排的4个机轮的数据，第二控制通道数据采集模块采集飞机中排的4个机轮的数据，第三控制通道数据采集模块采集飞机后排的4个机轮的数据。

11、所述各控制通道的驱动控制模块结构相同。通过各驱动控制模块对各所述数据采集模块采集的数据通过常规的pbm+pid控制律进行解算，得到离散量控制信号和电流控制信号；将得到的离散量控制信号和电流控制信号输出至液压伺服系统。该液压伺服系统输出刹车压力实施刹车。

12、第一控制通道驱动控制模块是对第一控制通道数据采集模块的数据进行解算，输出离散量控制信号和电流控制信号，控制飞机前排的4个液压伺服系统输出压力，对飞机前排实施刹车；第二控制通道驱动控制模块是对第二控制通道数据采集模块的数据进行解算，输出离散量控制信号和电流控制信号，控制飞机中排的4个液压伺服系统输出压力，对飞机中排实施刹车；第三控制通道驱动控制模块是对第三控制通道数据采集模块的数据进行解算，输出离散量控制信号和电流控制信号，控制飞机后排的4个液压伺服系统输出压力，对飞机后排实施刹车。

13、所述各控制通道的故障检测模块结构相同，用于对飞机刹车系统中刹车指令传感器、机轮速度传感器、刹车压力传感器、液压伺服系统和数据采集模块、驱动控制模块的故障检测。

14、第一控制通道的故障检测模块是对刹车指令传感器、前排的4个机轮速度传感器，4个刹车压力传感器，4个液压伺服系统和第一控制通道中的数据采集模块及驱动控制模块进行检测。

15、第二控制通道的故障检测模块是对刹车指令传感器、中排的4个机轮速度传感器，4个刹车压力传感器，4个液压伺服系统和第二控制通道中的数据采集模块及驱动控制模块进行检测。

16、第三控制通道的故障检测模块是对刹车指令传感器、后排的4个机轮速度传感器，4个刹车压力传感器，4个液压伺服系统和第三控制通道中的数据采集模块及驱动控制模块进行检测。

17、所述各控制通道的通讯模块结构相同，用于完成主控制盒的各控制通道分别与对应的备控制盒的各控制通道之间的通讯传输。所述通讯传输的内容为：主控制盒与备控制盒各自控制通道采集的数据信息和故障检测信息。

18、通过所述信息综合模块，将三个控制通道的刹车状态和刹车数据进行综合，完成刹车系统与飞机级系统的信息交互。具体地：

19、所述信息综合模块接收第一控制通道通讯模块、第二控制通道通讯模块、第三控制通道通讯模块总线数据并进行综合后，通过与飞机约定总线将刹车系统状态及故障信息发送给飞机级系统。

20、本发明提出的所述多轮系飞机刹车系统余度的控制过程是：

21、步骤1：主动控制盒、备动控制盒的主备识别：

22、对所述主控制盒和备控制盒同时上电；上电后4.5s内，主控制盒的信息综合模块和备控制盒的信息综合模块分别根据各自采集的物理位置信号进行主备识别。

23、具体是：

24、当控制盒采集的主备识别信号为1,0时，该控制盒为主动控制盒；所述主动控制盒分别向三个控制通道的通讯模块发出主动控制盒标志信号，并通过各通讯模块告知所在通道中的驱动控制模块。

25、当控制盒采集的主备识别信号为0,1时，该控制盒为备动控制盒；所述备动控制盒分别向三个控制通道的通讯模块发出备动控制盒标志信号，并通过各通讯模块告知所在通道中的驱动控制模块。

26、当控制盒采集的主备识别信号为0,0和1,1时，主备识别故障，或各控制盒均未收到主备识别信号，则各控制盒分别默认自己为主动控制盒。

27、步骤2：主控制盒余度与备控制盒余度的管理：

28、通过对主控制盒余度与备控制盒余度的管理，以判断刹车系统的每个控制通道是由主驱动控制模块输出还是由备驱动控制模块输出。所述对主控制盒余度与备控制盒余度的管理分为非故障下和故障下，具体地：

29、非故障时，刹车系统的三个控制通道均由主动控制盒的驱动控制模块输出，控制每排的4个液压伺服系统实施刹车；备动控制盒的三个控制通道均为静默输出状态。

30、故障时，主动控制盒某一控制通道发生故障，由备动控制盒对应的控制通道接替主动控制盒故障的控制通道完成刹车任务。至此。完成多轮系飞机刹车系统的余度控制。

31、所述主控制盒余度与备控制盒余度的管理的具体过程是：

32、ⅰ当主动控制盒三个控制通道中有一个发生故障，由该发生故障的控制通道的通讯模块发出总线切换命令，由备动控制盒中与该发生故障的控制通道所对应的控制通道的驱动控制模块接替主驱动控制模块工作，实施刹车。

33、ⅱ当主动控制盒中三个控制通道中有两个发生故障，由该发生故障的控制通道的通讯模块发出总线切换命令，由备动控制盒中与该发生故障的控制通道所对应的控制通道的驱动控制模块接替主驱动控制模块工作，实施刹车。

34、当主动控制盒三个控制通道中有一个控制通道或两个控制通道发生故障时，所述的总线切换命令由主动控制盒中不同控制通道的通讯模块对其得到的故障检测结果分别与备动控制盒对应通道的故障检测结果进行对比得到。对比结果中，若备动控制盒对应通道无故障，则由该发生故障的控制通道的通讯模块发出总线切换命令；若备动控制盒对应通道有故障，则通讯模块不发出总线切换命令。

35、ⅲ当主动控制盒中三个控制通道全部发生故障，由主动控制盒信息综合模块发出总线切换命令，由备动控制盒整机工作，实施刹车。备动控制盒有多少刹车能力就使用多少刹车能力。

36、当主动控制盒三个控制通道中三个控制通道发生故障时，所述的总线切换命令由主动控制盒中信息综合模块发出。

37、本发明提出的多轮系飞机刹车系统控制方法，是对主、备控制盒余度的管理方法。其特征在于，当主控制盒的某一控制通道发生故障时，能使用备控制盒的对应控制通道，和主控制盒的剩余控制通道共同完成刹车，而不是直接全部切换至备控制盒；在主控制盒和备控制盒均出现控制通道故障后，能自主整合飞机主控制剩余刹车能力和备控制剩余刹车能力，使刹车系统在性能降级模式下继续运行，刹停飞机，而不是直接丧失刹车功能，放弃使用刹车系统。保证飞机的起降安全，提高刹车系统可靠性。

38、为验证本发明的余度控制效果，通过设置主控制盒故障和备控制盒故障进行试验，对刹车系统的整合能力进行验证。表1为本发明的试验结果，所述表1包括表1-1，表1-2，表1-3和表1-4。其中a1代表主控制盒的第一控制通道，b1代表主控制盒的第二控制通道，c1代表主控制盒的第三控制通道；a2代表备控制盒的第一控制通道，b2代表备控制盒的第二控制通道，c2代表备控制盒的第三控制通道，0代表无刹车能力。所述表1对本发明的试验结果与现有技术刹车能力进行对比，证明本发明能自主整合飞机主控制剩余刹车能力和备控制剩余刹车能力，完成刹车。

39、表1-1

40、

41、表1-2

42、

43、表1-3

44、

45、

46、表1-4

47、 故障种类 b1+a2+c2 c1+a2 c1+b2 c1+a2+b2 主控制剩余刹车能力 a1、c1 a1、b1 a1、b1 a1、b1 备控制剩余刹车能力 b2 b2、c2 a2、c2 c2 系统整合后刹车能力 a1+b2+c1 a1+b1+c2 a1+b1+c2 a1+b1+c2 是否满足 是 是 是 是 现有技术刹车能力 0 0 0 0

技术特征：

1.一种多轮系飞机刹车系统，包括主控制盒、备控制盒、刹车指令传感器、机轮速度传感器、压伺服系统和刹车压力传感器；通过控制系统中与主控制盒连接的各部件的第一余度，完成多轮系飞机刹车系统的主刹车；通过控制系统中与备控制盒连接的各部件的第二余度，完成多轮系飞机刹车系统的备刹车；

2.如权利要求1所述多轮系飞机刹车系统，其特征在于，所述主控制盒包括两个电源模块、三个控制通道和一个信息综合模块；所述电源模块结构相同，分别是主电源模块和备电源模块；该主电源模块和备电源模块互为余度；通过所述两个电源模块接收飞机电源的供电，并根据需要转换该电源电压，为刹车系统各部件和控制盒中各模块提供供电；

3.如权利要求2所述多轮系飞机刹车系统，其特征在于，所述各控制通道的驱动控制模块结构相同；通过各驱动控制模块对各所述数据采集模块采集的数据通过常规的pbm+pid控制律进行解算，得到离散量控制信号和电流控制信号；将得到的离散量控制信号和电流控制信号输出至液压伺服系统；该液压伺服系统输出刹车压力实施刹车。

4.如权利要求3所述多轮系飞机刹车系统，其特征在于，第一控制通道驱动控制模块是对第一控制通道数据采集模块的数据进行解算，输出离散量控制信号和电流控制信号，控制飞机前排的4个液压伺服系统输出压力，对飞机前排实施刹车；第二控制通道驱动控制模块是对第二控制通道数据采集模块的数据进行解算，输出离散量控制信号和电流控制信号，控制飞机中排的4个液压伺服系统输出压力，对飞机中排实施刹车；第三控制通道驱动控制模块是对第三控制通道数据采集模块的数据进行解算，输出离散量控制信号和电流控制信号，控制飞机后排的4个液压伺服系统输出压力，对飞机后排实施刹车。

5.如权利要求1所述多轮系飞机刹车系统，其特征在于，所述各控制通道的故障检测模块结构相同，用于对飞机刹车系统中刹车指令传感器、机轮速度传感器、刹车压力传感器、液压伺服系统和数据采集模块、驱动控制模块的故障检测；

6.如权利要求1所述多轮系飞机刹车系统，其特征在于，所述各控制通道的通讯模块结构相同，用于完成主控制盒的各控制通道分别与对应的备控制盒的各控制通道之间的通讯传输；所述通讯传输的内容为：主控制盒与备控制盒各自采集的数据信息和故障检测信息。

7.如权利要求1所述多轮系飞机刹车系统，其特征在于，通过所述信息综合模块，将三个控制通道的刹车状态和刹车数据进行综合，完成刹车系统与飞机级系统的信息交互；具体地：

8.如权利要求1所述多轮系飞机刹车系统余度的控制方法，其特征在于，具体过程是：步骤1：主动控制盒、备动控制盒的主备识别：

9.如权利要求8所述多轮系飞机刹车系统余度的控制方法，其特征在于，所述主控制盒余度与备控制盒余度的管理的具体过程是：

技术总结
一种多轮系飞机刹车系统及余度控制方法，两个防滑刹车控制盒按余度分为主控制盒和备控制盒；主控制盒、备两个控制盒互为相似余度。当主控制盒的某一控制通道发生故障时，能使用备控制盒的对应控制通道，和主控制盒的剩余控制通道共同完成刹车，而不是直接全部切换至备控制盒；在主控制盒和备控制盒均出现控制通道故障后，能自主整合飞机主控制剩余刹车能力和备控制剩余刹车能力，使刹车系统在性能降级模式下继续运行，刹停飞机，而不是直接丧失刹车功能，放弃使用刹车系统。保证飞机的起降安全，提高了刹车系统可靠性。

技术研发人员：李文娟,李晓猛,郭珈池,周宏博,杨金日
受保护的技术使用者：西安航空制动科技有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/9/23